Система подачи топлива с двумя и более насосами (F02C7/236)
F02 Двигатели внутреннего сгорания (газораспределительные механизмы для них, смазка, выхлоп и глушение выхлопа F01); силовые установки, работающие на горячих газах или продуктах сгорания
(22617)
F02C Газотурбинные установки; воздухозаборники реактивных двигательных установок; управление подачей топлива в воздушно-реактивных двигательных установках (конструкции турбин F01D; реактивные двигательные установки F02K; конструкции компрессоров или вентиляторов F04;устройства для сжигания в псевдоожиженном слое F23C10; получение продуктов сгорания высокого давления или скорости F23R; использование газовых турбин в компрессионных холодильных установках F25B11; применение газотурбинных установок для транспортных средств см. в классах, относящихся к этим транспортным средствам)
(3070)
F02C7/236 Система подачи топлива с двумя и более насосами(12)
Изобретение относится к системам подачи топлива в многоколлекторные камеры сгорания газотурбинных двигателей. Система подачи топлива содержит насос низкого давления с регулируемым электроприводом, контроллер и параллельно установленные насосы высокого давления с регулируемыми электроприводами.
Изобретение относится к способу регулирования контура питания, содержащего по меньшей мере первый насос и входной трубопровод, ведущий к первому насосу, включающий этапы, на которых определяют во входном трубопроводе содержание газа в потоке, питающем первый насос, и, если значение содержания газа во входном трубопроводе, определенное на этапе определения, превышает или равно заранее определенному пороговому значению, изменяют расход потока, питающего первый насос.
Шестеренчатый насос и насосное устройство // 2680902
Группа изобретений относится к шестеренчатому топливному насосу и насосному устройству и может быть использована для авиационных двигателей, в которых насос (4') является насосом высокого давления. Шестеренчатый топливный насос (4') работает, чтобы подавать определенный поток, но при низком или нулевом росте давления.
Настоящее изобретение относится к узлам топливного насоса, включающим в себя множество топливных насосов для установки на топливные баки воздушного судна и обеспечивающим возможность технического обслуживания насосов без необходимости доступа с внутренней стороны баков.
Способ создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе газотурбинного двигателя // 2674806
Изобретение относится к способу создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе авиационного газотурбинного двигателя. Способ создания давления и расхода топлива в топливной системе газотурбинного двигателя, содержащей топливный насос с электрическим приводом, топливный насос с механическим приводом от коробки приводов, дозатор/распределитель топлива, контроллер, датчики, заключающийся в том, что обеспечивают работу топливной системы и газотурбинного двигателя подачей топлива от насоса с электрическим приводом до 40% от максимальной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя, постепенно снижают частоту вращения топливного насоса с электрическим приводом, и/или открывают перепуск топлива с выхода насоса с электрическим приводом на вход в топливную систему, при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя более 40% обеспечивают необходимый расход топлива подачей от топливного насоса с механическим приводом и от топливного насоса с электрическим приводом, на этапах работы топливного насоса с электрическим приводом в топливной системе, кроме необходимого расхода топлива в камеру сгорания, дополнительно обеспечивают необходимые давление и расход топлива для работы гидроприводных агрегатов и агрегатов распределения топлива, после завершения запуска газотурбинного двигателя и достижения газотурбинным двигателем режима малого газа насос с электрическим приводом переводят в дежурный автономный режим с пониженным напором или выключают, режим земного малого газа и все режимы двигателя с частотами вращения ротора газотурбинного двигателя и приводного вала топливного насоса с механическим приводом более чем на режиме земного малого газа обеспечивают работой топливного насоса с механическим приводом для подачи необходимого расхода топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и создания необходимого расхода и давления топлива для работы гидроприводных агрегатов, дополнительно, на режимах работы газотурбинного двигателя при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя выше 40% и возникновении условий с недостаточным давлением топлива на входе или выходе топливного насоса с механическим приводом, а также при температуре топлива на входе в насос с механическим приводом ниже +10°С включают и/или увеличивают частоту вращения ротора для топливного насоса с электрическим приводом и поддерживают давления или температуру топлива на необходимом уровне.
Изобретение относится к системе (10) подачи текучей среды в турбомашину, а именно к системе (10) подачи, содержащей насосный блок (101) низкого давления, предназначенный для повышения давления жидкости, направляемой к нижнему по потоку контуру (50, 60).
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям (ГТД) и может быть использовано для подачи топлива в камеру сгорания авиационных ГТД во всех условиях эксплуатации летательного аппарата, в том числе - аварийных.
Системы подачи топлива летательного аппарата // 2627883
Группа изобретений относится к системам и способам подачи топлива при эксплуатации к силовой установке летательного аппарата (ЛА). Система подачи топлива содержит топливный трубопровод, насос, расположенный ниже по потоку, насос, расположенный в топливном баке выше по потоку, датчик давления, расположенный на впуске или рядом с находящимся ниже по потоку насосом, контроллер.
Изобретение относится к системе подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя. Система снабжена обратным клапаном, установленным на выходе насоса высокого давления в магистраль топливоподачи перед подключением выхода обводного канала, и датчиком температуры топлива, установленным в магистрали топливоподачи после насоса низкого давления перед подключением входа обводного канала, орган управления обводного топливного канала насоса высокого давления выполнен в виде обратного клапана, причем цифровой регулятор дополнительно соединен каналом связи с датчиком температуры топлива.
Изобретение относится к контуру подачи топлива для авиационного двигателя, причем контур содержит насосную систему высокого давления, содержащую первый и второй насосы прямого вытеснения, гидравлический привод и блок дозирования топлива.
Изобретение относится к контуру для подачи топлива для авиационного двигателя, содержащему систему нагнетания высокого давления для подачи топлива под высоким давлением к форсункам камеры сгорания, упомянутая система нагнетания высокого давления имеет первый и второй шестеренчатые насосы прямого вытеснения, которые одновременно приводятся в движение двигателем.
Изобретение относится к авиационному двигателю, включающему в себя топливно-насосное устройство. Топливно-насосное устройство содержит топливный насос (26) высокого давления, имеющий вход, соединенный с топливной трубой (28) низкого давления, и выход, соединенный с основным контуром подачи топлива высокого давления.
Система подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя содержит топливоподающие насосы с электроприводами, последовательно установленные в магистрали топливоподачи, связывающей топливный бак с камерой сгорания.
Двигатель внутреннего сгорания // 2140000
Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в двигателестроении. .
Топливная система // 199685
Узел силовой кол\пенсации // 180923
